李学锋，尚 腾，苏 磊，王 聪

（北京航天自动控制研究所，北京，100854）

0 引 言

长征五号（以下简称CZ-5）大型运载火箭主要承担探月三期、空间站、火星探测等国家重大工程发射任务，是中国由航天大国迈向航天强国的重要支撑和显著标志之一[1,2]。

长征五号控制系统[3,4]的主要任务是将最大25 t有效载荷送入近地轨道，将最大14 t有效载荷送入地球同步转移轨道，实现高精度入轨。目前长征系列运载火箭已形成大气层内采用摄动制导和真空中采用迭代制导的制导策略，能够控制火箭质心运动实现载荷的高精度入轨[5]。美国在航天飞机时代研究了动力显示制导（Powered Explicit Guidance, PEG）[6]，并一直沿用至德尔它IV、宇宙神V等现役运载火箭。对于姿态控制技术，目前各国均采用基于频域分析的比例-积分-微分（Proportional-Integral-Differential, PID）控制方法，综合考虑运载火箭飞行过程中可能存在的偏差情况，设计校正网络使得箭体在刚体、晃动和弹性振动特性下均能实现稳定控制[7]。目前长征系列运载火箭飞行控制技术的发展方向是进一步提升运载火箭对故障的适应能力，增强对不同任务剖面和飞行过程环境不确定性的适应能力，发展自主性更强的运载火箭智慧控制技术[8～11]。

中国新一代大型运载火箭控制系统的研制，构建了基于数据总线的单机三冗余和总线双通道冗余的总体方案，使中国运载火箭跨入数字化时代；提出了基于覆盖地火、地月空间等全域轨道强适应制导控制技术，有效覆盖了从近地轨道到地火转移轨道的多类型任务剖面；解决了大推力异类发动机和异类伺服机构的联合稳定控制，有效抑制了大型薄壁箭体结构飞行过程中多频段干扰抑制难题，研究了适应大风区飞行的主动减载控制技术，提升了火箭对外部环境扰动的适应性；初步解决了推力下降故障下的任务重构技术，逐步向智慧火箭发展。2019年12月27日，CZ-5 Y3火箭将东五平台首颗星实践二十号送入目标轨道，入轨精度半长轴相比理论值为40 000 km仅偏差4 km，实现完美入轨正中靶心，入轨轨道根数精度水平在世界航天史上屈指可数。2020年5月5日，CZ-5B Y1一级半构型火箭首飞圆满成功，将中国新一代载人飞船试验船送入太空。利用大推力直接入轨技术，解决了百吨级大推力直接入轨高精度控制难题，标志着中国具备了近地轨道20吨级运载能力，中国载人航天工程第3步任务序幕正式拉开。2020年7月23日，CZ-5 Y4火箭将天问一号探测器高精度的送入地火转移轨道，书写了中国航天的“新高度、新速度、新精度”，标志着中国运载火箭任务覆盖范围扩展至地火空间，为中国行星探测工程提供了有力支撑。2020年11月24日，CZ-5 Y5火箭将嫦娥五号月球探测器送入地月转移轨道半长轴精度达到万分之一，开启中国首次地外天体采样返回之旅，有力助推了中国探月工程“绕、落、回”最后一步顺利实施。

1 大型火箭控制能力简介

本文从控制构型、制导方法、姿控方法、测发模式、控制系统架构和任务覆盖情况6个方面详细对比了大型运载火箭控制系统特点[12～16]，见表1。

表1 运载火箭控制系统特点Tab.1 Characteristics of Launch Vehicle Control System

CZ-5系列运载火箭采用捷联惯组和卫星导航接收机的组合制导体制，采用摄动制导与迭代制导结合的制导方法，并针对深空探测任务采用了特征能量关机方法。CZ-5采用异类发动机和伺服机构联合摇摆控制、基于视加速度信息的大风区减载控制、多约束主动抗漂移控制，根据飞行任务剖面调整控制网络参数和系统增益，抑制控制通道出现的不期望的高频谐振，更大地发挥控制潜力，具有控制能力强、控制精度高的特点，能够显著提升控制品质，提升火箭控制性能。CZ-5运载火箭飞行控制系统采用“AB双通道总线+三冗余终端”的高可靠数字化架构，采用控制系统动态重构技术提高飞行可靠性。测发控系统采用基于光纤同步技术的变结构热备冗余发控系统架构，采用“三垂”测发模式和适应于低温发射的发射流程设计，实现了实时精准控制及窄窗口可靠发射。CZ-5飞行可靠性达到了0.998，飞行时间达到2600 s。在发射大型近地球轨道（Low Earth Orbit，GTO）、地球同步转移轨道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）载荷的基础上，具备发射深空探测载荷的能力。

表2和表3分别列出了大型运载火箭典型的LEO和GTO入轨精度指标。其中ΔHp、ΔHa、Δi、ΔΩ、Δa和Δe分别表示近地点高度、远地点高度、轨道倾角、升交点经度、半长轴和偏心率的偏差。

表2 LEO入轨精度对比Tab.2 Comparison of LEO Orbit Accuracy

表3 GTO入轨精度对比Tab.3 Comparison of GTO Orbit Accuracy

综上，CZ-5大型运载火箭控制系统的控制精度、控制品质、系统架构、飞行可靠性达到国际先进水平。

2 关键技术研究

图1 新一代大型运载火箭控制系统总体思路Fig.1 General Idea of the New Generation Large Launch Vehicle Control System

2.1 大推力直接入轨高精度制导控制技术

CZ-5B火箭的芯一级为大推力直接入轨级，其飞行过载大，后效冲量偏差最高可达到120 kN·s，相比目前中国最大值10 kN·s增大到12倍，超大的后效偏差及时延会极大影响火箭入轨精度，0.02 s的关机偏差将导致13.5 km远地点偏差、8.2 s轨道周期偏差。由于载荷分离前发动机推力变化快，发动机涡轮泵停转干扰大，5 m直径机架变形结构干扰大，且考虑20吨级有效载荷液体推进剂晃动导致刚晃和弹晃交连耦合严重，极大影响了姿态稳定控制，采用传统姿态控制方法，将无法满足船箭分离时刻滚动通道小于1.2（°）/s的指标要求。表4列出了CZ-5B火箭大推力入轨特点。

表4 CZ-5B火箭大推力入轨特点Tab.4 Features of CZ-5B High Thrust Into Orbit

建立了用于大推力直接入轨高精度制导控制的能力体系，解决了CZ-5B火箭2台YF77发动机的百吨级大推力直接入轨的精度问题，通过在助推段加入主动导引控制，降低风干扰对弹道的影响，提高了助推残骸的落点精度，降低入轨级的弹道修正压力；为解决大过载对关机的影响，采用了小步长预测关机技术，提高半长轴关机精度，关机精度达到了米级，相当于目标关机量的百万分之一的精度；芯一级采用大推力迭代制导方法，通过重力场补偿、程序角管道调节、抗整流罩分离干扰等措施，具备了大整流罩分离和芯一级利用系统调节推力变化等较大干扰的适应能力；为解决芯级关机后控制能力不足、机架变形角与氧涡轮泵停转干扰较大、后效时间长等难题，保证箭船高精度分离姿态要求，在关机段的设计中采用了控制增益自适应调整技术[17]，确保火箭大推力高精度直接入轨。

经飞行试验验证，该技术实际达到的入轨精度远超目前全部同类大型运载火箭的设计指标要求，达到了国际先进水平[18]。

2.2 覆盖地火、地月空间等全域轨道强适应制导控制技术

CZ-5系列运载火箭，具有火箭构型多、发动机种类多、轨道范围变化大、残骸落区安全要求严等任务特点，面临着将超20吨级有效载荷送入近地轨道、超8吨级嫦娥五号送入地月转移轨道、5吨级天问一号超地球第二宇宙速度送入双曲线地火转移轨道等全域轨道的适应性难题，需要设计一套全新的满足强适应、多约束、高精度制导控制方法，提升对多种轨道的适应性，实现残骸落点安全和高精度入轨控制。图2为多任务轨道示意。

图2 多任务轨道示意Fig.2 Schematic Diagram of Multiple Mission Orbits

建立了一种覆盖地火、地月空间等全域轨道强适应制导控制技术（见图3），解决了地球同步转移轨道（Geostationary Transfer Orbit，GTO）、地火转移轨道（Trans-Mars Injection，TMI）、地月转移轨道（Trans-Lunar Injection, TLI）等全域轨道的高精度制导控制难题，其中利用“特征逃逸能量C3精准关机技术”和“双曲线轨道的强适应制导技术”实现了目前国际上最重载荷天问一号探测器的高精度飞入地火转移轨道，显著降低探测器首次轨道修正压力。针对CZ-5系列火箭任务场景经常变化，载荷贮箱晃动质量散布大、液体晃动对箭体姿态影响明显特点，提出了一种基于晃动频率变化的姿控网络时变设计方法，实现任务剖面最大化，确保了CZ-5 Y3、Y4、Y5实现大载荷平台高精度入轨[19,20]。

图3 全域卫星轨道强适应制导控制Fig.3 Strong Adaptive Guidance and Control of Global Orbits

2.3 大型液体运载火箭助推和芯级异类发动机联合摇摆控制

CZ-5运载火箭采用2台50吨级YF-77氢氧芯级发动机、8台120吨级YF-100液氧煤油助推发动机、4台芯级47 kN·m力矩及4台助推60 kN·m力矩的伺服机构同时工作。在CZ-5助推段飞行段采用芯级发动机单独控制能力不足，需助推发动机摇摆参与控制，实现对870 t超大箭体姿态的稳定控制。相对于同类发动机联合摇摆，CZ-5火箭助推与芯级发动机及伺服机构均为不同类型，特性差异大；CZ-5火箭异类执行机构存在多输入控制系统稳定性分析及协调控制问题；10台异类发动机同时工作，存在非线性多变量交联解耦控制、极大频率特性差异下的稳定裕度设计难题[21]。

因此，建立了一种助推和芯级两类发动机三通道联合摇摆控制技术，解决大推力火箭飞行稳定控制中双输入单输出系统的频率设计、控制指令分配、两类发动机的特性差异、空间弹性模态稳定4个关键问题。通过设计大型运载火箭异类发动机助推和芯级联合摇摆控制方法，确保千吨级运载火箭强耦合飞行稳定控制。图4为助推和芯级两类发动机联合摇摆控制理论和技术体系示意。

图4 助推和芯级两类发动机联合摇摆控制理论和技术体系Fig.4 Combined Swing Control of Booster and Core Stage Heterogeneous Engines

2.4 大箭体发射支持平台多约束主动抗漂移及大风区主动卸载安全控制

CZ-5火箭起飞质量达到870 t，传统火箭的芯级4点支撑方式已不能满足CZ-5火箭承载要求，因此发射平台采用全新的助推器12点支撑方式，支点离发动机喷管最近距离只有18 cm，同时周向还存在液氧服务塔、液氢服务塔等多点约束，对滚动角偏差有严格要求，箭体面临安全出塔难题，如图5所示。

图5 竖立状态支撑点（起飞约束）布局Fig.5 The Support Point in the Rocket Erect State(Takeoff Constraint) Layout

针对CZ-5低温火箭发射平台多点约束的特点，与在役火箭起飞漂移控制相比，设计时，在飞行高度1 m以内，要求发动机喷管摆动幅度小，加之起飞滚转前存在较大的滚动姿态角，导致较大的通道耦合，从而需降低控制增益；而在60 m高度附近出塔时，需要提高控制能力，快速减小姿态角偏差，增大控制增益。为了解决此矛盾，需要研究火箭在不同的高度的主动抗漂移控制技术，实现CZ-5火箭安全出塔。

CZ-5大型箭体5 m芯级加3.35 m助推，结构承载能力较弱（qα＜2100 Pa·rad），大风区承受载荷能力小于传统火箭，存在适应热带海岛高空多变风场发射条件下的大风区飞行安全难题。

在传统姿态角偏差、角速度控制的基础上，增加卸载控制通道，利用横法向加速度表测量箭体横法向加速度信息，在线实时自主调整箭体飞行姿态，减小箭体合成攻角以降低气动载荷形成的力矩，保证箭体结构安全，详细方案可参考文献[22]。在Y1飞行过程中，卸载控制有效减少了大风区的箭体承受结构载荷，估算qα载荷下降了约200 Pa·rad，（飞行前预计最大为900 Pa·rad），实现飞行载荷减小20%，截止目前尚未使用风修弹道。

2.5 高可靠可重构飞行控制架构

CZ-5火箭飞行时间为2600 s，控制系统飞行可靠性0.998，是目前中国飞行时间最长、可靠性指标最高的运载火箭。新型发动机推进剂混合比偏差对运载能力影响大，面临控制与推进剂利用系统一体化集成设计、推进剂消耗最优控制、系统动态重构分配等难题。

为实现飞行可靠度0.998的高可靠性要求，控制系统采用全系统三冗余容错及故障隔离技术，建立了系统级冗余重构控制策略和体系，解决了系统故障诊断和重构、系统单点和系统一度故障裕度下降问题，通过箭机总线控制器的表决切换重构技术、三惯组冗余重构技术、速率陀螺和惯组角速度信息重构控制、捷联加表与惯组视加速度信息重构控制、三冗余伺服子系统技术，确保控制系统各环节系统级冗余，大大提高火箭的可靠性，全面提升控制系统的故障适应能力，实现了从传统的故障吸收模式向故障诊断、隔离和重构的模式转变。

箭载计算机作为总线控制的中心单元（BC），采用三冗余热备份实现系统级冗余容错控制与故障隔离。主BC进行总线数据流的调度和管理，另外两个备份BC实时监视总线数据和主BC的工作状态，当主BC出现异常时，经过冗余表决，进行BC动态切换，完成总线控制器的动态隔离重构。箭载计算机通过1553B总线采集三冗余惯性器件信息、推进剂液位及控制信息，经信息冗余解算及决策，将控制结果分别给伺服系统、时序控制系统输出控制指令。在系统信息交互中，所有过程数据输入输出均进行冗余表决。根据分配控制策略，对故障信息进行隔离，实现系统动态重构。图6为基于1553B总线的数字化可重构架构

图6 基于1553B总线的数字化可重构架构Fig.6 Digital Reconfigurable Architecture based on 1553B Bus

2.6 适应低温发射的高可靠测发系统

火箭液氢加注后可停留时间短，推迟不能大于2 h，测发控系统面临低温火箭加注后-6 h前端无人值守、发射流程不可逆等难题。

CZ-5测发控系统采用基于光纤同步技术的冗余PLC CPU构成变结构热备冗余PLC发控系统，实现PLC发控系统故障时智能无缝切换与故障隔离，完成PLC发控系统的重构，解决了系列化火箭的测发控系统架构适应性问题，实现了新一代大型运载火箭低温液氢加注后-6 h无人值守，保证了火箭快速、准时、可靠发射。

根据探火和探月三期任务特点，首次采用窄窗口、多弹道诸元自动装订发射技术，点火前根据当前时间自动决策上传当前的弹道诸元，使得测发控系统能够适应多弹道运载火箭的发射，提高了运载火箭对发射窗口的适应能力。

3 飞行验证结果

CZ-5发射实践二十号、天问一号火星探测器、嫦娥五号月球探测器、CZ-5B发射“新一代载人飞船试验船”飞行试验均圆满成功，表明控制系统方案合理、设计及工程实现正确。

3.1 百吨级大推力直接入轨高精度制导控制

CZ-5B火箭成功将新一代载人飞船试验船送入预定轨道，发射任务圆满成功，入轨精度如表5所示。

表5 CZ-5B入轨精度实现结果Tab.5 CZ-5B Orbit Accuracy

CZ-5B芯一级总冲后效偏差为15.0 kN∙s，小于设计值，对高精度入轨有贡献。根据CZ-5B飞行遥测结果，船箭分离时刻姿态精度如表6所示。

表6 CZ-5B船箭分离时刻姿态精度实现结果Tab.6 CZ-5B Attitude Accuracy at Separation Time

实际飞行结果表明CZ-5B滚动通道在芯一级后效段增益调整功能实现正确，结果正确，确保火箭大推力高精度直接入轨。

3.2 覆盖地火、地月空间等全域轨道强适应制导控制

CZ-5发射天问一号飞行试验所有关机时序均按照制导关机量关机方式发出，发出时间与精确弹道理论关机时间的偏差在11 s以内，关机正常。入轨精度如表7所示。

表7 CZ-5探火任务入轨精度实现结果Tab.7 CZ-5 Mars Exploration Mission Orbit Accuracy

该技术首次利用运载火箭将载荷送入地球逃逸轨道，飞行试验圆满成功，入轨指标达到了“新精度、新高度、新速度”，标志着中国运载火箭具备了进入地火转移轨道的能力，极大地提升了中国运载火箭执行地外行星探测任务的能力。

CZ-5 Y5火箭将嫦娥五号月球探测器送入地月转移轨道半长轴精度达到万分之一，开启中国首次地外天体采样返回之旅，有力助推了中国探月工程“绕、落、回”最后一步顺利实施。超高的入轨精度，使得探测器用于轨道修正的推进剂仅消耗理论值的0.3%，入轨精度如表8所示。

表8 CZ-5探月任务入轨精度实现结果Tab.8 CZ-5 Lunar Exploration Mission Orbit Accuracy

3.3 异类发动机联合摇摆控制

国际上先进的大型运载火箭都采用了联合摇摆控制，在CZ-5研制之前中国在此方面尚为空白，CZ-5火箭历次飞行中，联合摇摆控制策略工作正常，控制信号分解和分配正确，助推发动机和芯级发动机联合控制的动作协调，参数选择合理，能够平稳联动，实现稳定飞行，摆角曲线如图7所示。

图7 飞行试验伺服机构摆角变化Fig.7 Swing Angle of Server During Flight Test

该技术使运载火箭从单变量控制转变为多变量控制、从芯级单独控制转变为助推和芯级两类发动机联合控制，具有较强的通用性，对于助推发动机摆动参与控制的所有运载火箭普遍适用，为新一代航天运输系统和重型运载火箭研制提供了有益参考，具有重大意义。

3.4 起飞漂移与主动卸载技术

CZ-5运载火箭采用自适应实时增益调节技术，解决了千吨级发动机建压时间不同步对火箭起飞漂移影响难题，实现助推发动机与12个支撑点、液氢液氧服务塔、脐带塔、滚动角偏差等多项空间要求。采用自适应实时增益调节技术，解决了千吨级发动机建压时间不同步对火箭起飞漂移影响难题，实现助推发动机与12个支撑点、液氢液氧服务塔、脐带塔、滚动角偏差等多项空间要求。CZ-5系列运载火箭历次飞行任务起飞漂移统计结果如表9所示。

表9 起飞漂移量统计表Tab.9 Takeoff Drift Statistics Table

CZ-5运载火箭在传统姿态角偏差+角速度控制的基础上，增加卸载控制通道，通过飞行中实时辨识攻角和侧滑角，并进行相应的综合、校正和处理，获得卸载控制指令，在大风区加入实时卸载补偿，实现飞行载荷减小20%，截止目前在历次飞行均采用主动卸载确保过大风区安全，尚未使用风修弹道。图8为CZ-5火箭飞行载荷随飞行时间变化曲线。

图8 CZ-5火箭飞行载荷随飞行时间变化Fig.8 CZ-5 Flight Load Changing with Flight Time

3.5 大型火箭控制系统设计方案及高可靠测发模式

针对新一代大型运载火箭特点，提出新一代控制系统解决方案。采用1553B总线系统架构，实现全系统数字化分布式控制，攻克总线控制器冗余容错管理及数据协议编码校验等关键技术，并解决了箭测和地测相结合的巡回自测试等技术难题，为控制系统工程实现打下坚实基础。在CZ-5飞行试验中，控制系统设计方案及高可靠性指标得到全面验证，各冗余单机及功能模块、系统信息流工作正常；飞行时序正常、精度达到10 ms量级；系统级动态重构策略正确，门限设计合理。CZ-5 Y3、Y4、Y5和CZ-5B Y1飞行成功为后续飞行打下坚实基础，使运载火箭从模拟式控制转变为全数字式控制、从分立控制转变为控制与利用集成，实现了中国从3.35 m直径级到5 m直径级火箭控制技术的飞跃，大幅提升中国自主进入空间的能力。

4 发展与展望

本文综述了CZ-5系列运载火箭控制系统的关键技术，总结了完整的新一代大型运载火箭控制系统解决方案。其成果使中国运载火箭任务覆盖范围从地月空间扩展至地火空间，大幅提升了中国自主进入空间的能力，标志着运载火箭控制系统从分立控制转变为控制与推进剂利用集成控制、从芯级单独控制转变为助推和芯级异类发动机联合控制、从风补卸载控制转变为大风区主动实时卸载控制、从单约束条件转变为多约束条件的安全起飞控制。

面对当前运载火箭研制周期短、发射任务密集的特点，要求运载火箭控制技术具备一度故障保成功、两度故障保稳定的特点。结合航天控制和智能技术，打造智慧运载火箭是运载火箭的发展趋势。目前CZ-5系列运载火箭已采用国际领先的控制系统冗余策略、大姿态起控技术、四元数控制技术、强适应制导技术，具备了一定的故障适应能力。

在此基础上，CZ-5系列运载火箭控制系统正在向智慧火箭演化。计划于中国空间站核心舱发射任务中，将首次采用应急轨道功能。当火箭由于自身故障无法到达目标轨道时，考虑结合空间站核心舱自身能力，选取较低的应急轨道作为舱箭分离的目标，结合小过载关机的工程经验的基础上，增加轨道判别信息，故障情况下将核心舱送入应急轨道。